Синер А.А., Шуваев Н.В., Колегов Р.Н. «Разработка численной методики оценки характеристик акустических резонансных процессов в проточной части газотурбинного двигателя» Вестник Пермского национального исследовательского политехнического университета. Аэрокосмическая техника, № 62, с. 12-19 (2020)

Обеспечение безопасности полетов является важнейшей задачей, которая решается в процессе проектирования авиационного двигателя и самолета. Наиболее сложными являются физические процессы, происходящие внутри авиационного двигателя, в особенности в его газогенераторе: камере сгорания, компрессоре высокого давления и турбине высокого давления. Нестационарное течение газа в проточной части авиационного двигателя является очень сложным, оно плохо поддается моделированию, поскольку течение характеризуется широким диапазоном временных и пространственных масштабов. Нестационарное течение в компрессоре высокого давления может вызвать помпаж и поломку компрессора и всего двигателя в целом. Наряду с отрывными течениями, вызывающими помпаж, в проточной части могут происходить резонансные явления, связанные с распространением по проточной части двигателя мощных звуковых волн, которые при наложении прямой и отраженной волн создают очень мощную стоячую волну, воздействующую на конструкцию. При определенной комбинации условий, совпадении собственных частот колебания воздушного объема и твердого тела, такие резонансные процессы в проточной части газотурбинного двигателя могут приводить к серьезным поломкам, таким как поломка рабочих и спрямляющих лопаток, разрушение корпусов и др. Основной трудностью является то, что выявить подобные процессы на этапе проектирования и доводки проблематично, поскольку нет подходящих математических моделей, а для экспериментальной проверки требуется выдержать особые условия работы узла, которые заранее неизвестны. Данная работа посвящена созданию расчетной методики, которая позволит в будущем диагностировать резонансные явления на этапе проектирования и тем самым существенно снизит затраты на проектирование, испытание и изготовление авиационного двигателя. Предлагаемая методика основана на нестационарных уравнениях Навье–Стокса для сжимаемого газа.

Тимофеев П.М., Панченко В.И., Харчук С.И. «Численное моделирование обтекания спускаемого аппарата при сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях. Сравнение двух спускаемых аппаратов. Часть 1» Вестник Пермского национального исследовательского политехнического университета. Аэрокосмическая техника, № 62, с. 45-51 (2020)

Подробно рассмотрен процесс численного моделирования спускаемого аппарата при сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях. Описывается численный алгоритм решения методом CFD-анализа, которое было произведено с помощью программного обеспечения ANSYS Fluent 19.2, с использованием GPU для более быстрого получения решения. Основная цель – численное моделирование и анализ обтекания спускаемого аппарата при сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях, чтобы понять поведение набегающего потока и его влияние на спускаемый аппарат, сравнить температурные профили для диапазона чисел Маха 2–6. Представлены расчетные данные по скорости, температуре, векторное поле скоростей для диапазона чисел Маха набегающего потока 2–6. Демонстрирует важность понимания эффектов ударных волн и иллюстрирует, как с увеличением числа Маха изменяется ударная волна. При каждом решении сетка адаптировалась по градиенту давления и скорости для более точного получения решения. В результате полученного решения было выявлено, что перед спускаемым аппаратом возникает криволинейный скачок уплотнения, центральная часть которого является прямым скачком. Наблюдается угловой процесс расширения, который представляет собой измененную картину течения Прандтля–Майера, которое возникает в сверхзвуковом потоке около острой кромки расширяющейся области. Выявлено, что с увеличением числа Маха ударная волна приближается к днищу спускаемого аппарата и наблюдается наклон скачка к направлению потока. Продемонстрирована актуальность и значимость рассматриваемой проблемы для разработки новых и модернизации старых спускаемых аппаратов.

Тимофеев П.М. «Численное моделирование обтекания спускаемого аппарата при сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях. Сравнение двух спускаемых аппаратов. Часть 2» Вестник Пермского национального исследовательского политехнического университета. Аэрокосмическая техника, № 62, с. 52-60 (2020)

Является продолжением первой части «Численное моделирование обтекания спускаемого аппарата при сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях. Сравнение двух спускаемых аппаратов. Часть 1». Подробно рассмотрены два спускаемых аппарата, которые разработаны в нашей стране. Описывается численный алгоритм решения методом CFD-анализа, которое было произведено с помощью программного обеспечения ANSYS Fluent 19.2, с использованием GPU для более быстрого получения решения. Основная цель – численное моделирование и анализ обтекания двух спускаемых аппаратов при сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях, чтобы понять поведение набегающего потока и его влияние на спускаемый аппарат, сравнить температурные профили, а также коэффициенты сопротивления для диапазона чисел Маха 2–6. Представлены расчетные данные по скорости, температуре и коэффициенту сопротивления для диапазона чисел Маха набегающего потока 2–6. Демонстрирует важность понимания эффектов ударных волн и иллюстрирует, как с увеличением числа Маха изменяется ударная волна. При каждом решении сетка адаптировалась по градиенту давления и скорости для более точного получения решения. В результате полученного решения было выявлено, что у боковых поверхностей спускаемых аппаратов спускаемый аппарат «Прототип 2» имеет меньшую температуру, чем спускаемый аппарат «Прототип 1», но большую температуру над лобовым сегментом при числе Маха М=6. Замечена общая тенденция, которая заключается в том, что коэффициент сопротивления уменьшается с увеличением числа Маха, которое связано с большой высотой и малыми значениями плотности и давления. Продемонстрирована актуальность и значимость рассматриваемой проблемы для разработки новых и модернизации старых спускаемых аппаратов. Ключевые слова: пилотируемая космонавтика, спускаемый аппарат, CFD-анализ.